R-36: Różnice pomiędzy wersjami

Z Wikipedii, wolnej encyklopedii
Przeglądaj historię interaktywnie
[wersja przejrzana][wersja przejrzana]
← poprzednia edycjanastępna edycja →
Usunięta treść Dodana treść
WizualnieWikikod
m lit.
Linia 38: Linia 38:


== Konstrukcja ==
== Konstrukcja ==
Znany na zachodzie jako SS-9 Scarp R-36, został skonstruowany jako dwustopniowy pocisk na [[rakietowe paliwo ciekłe|paliwo ciekłe]], w którym jeden stopień spoczywa na drugim. Korpus wykonany był ze stopu aluminium AMG-6<ref name="EA">{{Cytuj | url = http://www.astronautix.com/r/r-36.html | tytuł = R-36 | autor = Mark Wade | opublikowany = Encyclopedia Astronautica | język = en | data dostępu = 2017-01-20}}</ref>. Ogólna konstrukcja pierwszego stopnia pocisku była podobna do zastosowanej w pierwszym stopniu R-16. Zastosowano jednak pewne ulepszenia – jednym z nich była wspólna przegroda między paliwem, a [[utleniacz]]em, co zredukowało pustą przestrzeń wewnątrz rakiety<ref name="Podwig-196" />. Zbiorniki paliwa utrzymywane były pod ciśnieniem dzięki [[Spaliny|gazom spalinowym]] podstawowych składników paliwa. System napędowy pierwszego stopnia składał się z trzech dwukomorowych silników [[RD-251]] oraz silnika sterującego z czterema ruchomymi komorami<ref name="Podwig-196" /><ref name=rusweb>{{Cytuj | url = http://www.russianspaceweb.com/r36.html | tytuł = R-36 | opublikowany = RussianSpaceWeb.com | język = en | data dostępu = 2017-01-19}}</ref>. System drugiego stopnia tworzyły: jeden silnik [[RD-252]] o konstrukcji zbliżonej do silników pierwszego stopnia oraz czterokomorowy silnik sterujący na paliwo ciekłe<ref name="Podwig-196" /><ref name=rusweb />. Wszystkie silniki rakiety pracowały w obiegu otwartym. Silniki zasilane były paliwem w postaci [[1,1-Dimetylohydrazyna|1,1-dimetylohydrazyny]], której utleniaczem był [[tetratlenek diazotu]], zapewniając [[Siła ciągu|ciąg]] pierwszego stopnia na poziomie morza 2364&nbsp;[[Niuton|kN]], w próżni zaś 2643&nbsp;kN<ref name="Podwig-196" />. [[Impuls właściwy]] silników: 2954&nbsp;m/s (pierwszy stopień) oraz 3112,5&nbsp;m/s (drugi stopień)<ref name="Podwig-196" />. Po separacji sekcji w trakcie lotu, głowica pocisku była wyhamowywana silnikami na [[rakietowe paliwo stałe|paliwo stałe]]<ref name="Podwig-196" />. W pocisku o łącznej [[Masa samolotu|masie startowej]] 183,9 tony, całkowita masa paliwa wynosiła 166,2 tony. Układ [[silnik rakietowy|silników rakietowych]] zapewniał pociskom [[throw-weight]] od 3950 do 5825 kilogramów<ref name="Podwig-196" />.
Znany na zachodzie jako SS-9 Scarp R-36, został skonstruowany jako dwustopniowy pocisk na [[rakietowe paliwo ciekłe|paliwo ciekłe]], w którym jeden stopień spoczywa na drugim. Korpus wykonany był ze stopu aluminium AMG-6<ref name="EA">{{Cytuj | url = http://www.astronautix.com/r/r-36.html | tytuł = R-36 | autor = Mark Wade | opublikowany = Encyclopedia Astronautica | język = en | data dostępu = 2017-01-20}}</ref>. Ogólna konstrukcja pierwszego stopnia pocisku była podobna do zastosowanej w pierwszym stopniu R-16. Zastosowano jednak pewne ulepszenia – jednym z nich była wspólna przegroda między paliwem, a [[utleniacz]]em, co zredukowało pustą przestrzeń wewnątrz rakiety<ref name="Podwig-196" />. Zbiorniki paliwa utrzymywane były pod ciśnieniem dzięki [[Spaliny|gazom spalinowym]] podstawowych składników paliwa. System napędowy pierwszego stopnia składał się z trzech dwukomorowych silników [[RD-251]] oraz silnika sterującego z czterema ruchomymi komorami<ref name="Podwig-196" /><ref name=rusweb>{{Cytuj | url = http://www.russianspaceweb.com/r36.html | tytuł = R-36 | opublikowany = RussianSpaceWeb.com | język = en | data dostępu = 2017-01-19}}</ref>. System drugiego stopnia tworzyły: jeden silnik [[RD-252]] o konstrukcji zbliżonej do silników pierwszego stopnia oraz czterokomorowy silnik sterujący na paliwo ciekłe<ref name="Podwig-196" /><ref name=rusweb />. Wszystkie silniki rakiety pracowały w obiegu otwartym. Silniki zasilane były paliwem w postaci [[1,1-Dimetylohydrazyna|1,1-dimetylohydrazyny]], której utleniaczem był [[tetratlenek diazotu]], zapewniając [[Siła ciągu|ciąg]] pierwszego stopnia na poziomie morza 2364&nbsp;[[Niuton|kN]], w próżni zaś 2643&nbsp;kN<ref name="Podwig-196" />. [[Impuls właściwy]] silników: 2954&nbsp;m/s (pierwszy stopień) oraz 3112,5&nbsp;m/s (drugi stopień)<ref name="Podwig-196" />. Po separacji sekcji w trakcie lotu, głowica pocisku była wyhamowywana silnikami na [[rakietowe paliwo stałe|paliwo stałe]]<ref name="Podwig-196" />. W pocisku o łącznej [[Masa samolotu|masie startowej]] 183,9 tony, całkowita masa paliwa wynosiła 166,2 tony. Układ [[silnik rakietowy|silników rakietowych]] zapewniał pociskom [[throw-weight]] od 3950 do 5825 kilogramów<ref name="Podwig-196" />. Główne silniki rakiety produkowały zakłady [[NPO Energomasz|OKB-456]] pod kierownictwem W. Głuszki{{r|oruzje}}.


Początkowo pocisk miał być wyposażony w układ [[Nawigacja inercyjna|naprowadzania bezwładnościowego]] z korekcją radiową. W trakcie testów w locie stwierdzono jednak, że całkowicie autonomiczny system zapewnia wystarczający poziom celności, z maksymalnym błędem 5000 metrów<ref name="Podwig-196" />, oraz [[Circular Error Probable|CEP]] 1900 metrów<ref name=fas>{{Cytuj | url = https://www.fas.org/nuke/guide/russia/icbm/r-36.htm | tytuł = R-36 / SS-9 Scarp | opublikowany = Federation of American Scientists | język = en | data dostępu = 2017-01-19}}</ref>, w związku z czym zrezygnowano z komendowego resetowania układu bezwładnościowego<ref name="Podwig-198">{{odn|Podwig|Bukharin|Kadyshew|Miasnikow|2004|s=198–199|ref=nie}}</ref>.
Początkowo pocisk miał być wyposażony w układ [[Nawigacja inercyjna|naprowadzania bezwładnościowego]] z korekcją radiową. W trakcie testów w locie stwierdzono jednak, że całkowicie autonomiczny system zapewnia wystarczający poziom celności, z maksymalnym błędem 5000 metrów<ref name="Podwig-196" />, oraz [[Circular Error Probable|CEP]] 1900 metrów<ref name=fas>{{Cytuj | url = https://www.fas.org/nuke/guide/russia/icbm/r-36.htm | tytuł = R-36 / SS-9 Scarp | opublikowany = Federation of American Scientists | język = en | data dostępu = 2017-01-19}}</ref>, w związku z czym zrezygnowano z komendowego resetowania układu bezwładnościowego<ref name="Podwig-198">{{odn|Podwig|Bukharin|Kadyshew|Miasnikow|2004|s=198–199|ref=nie}}</ref>. System naprowadzania dostarczały zakłady [[Hartron| OKB-692]]{{r|oruzje}}.


[[Plik:SS-9 Scarp R36.jpg|thumb|250px|Załadunek pocisku R-36 do podziemnego silosu – widoczne dwa pierścienie silosu]]
[[Plik:SS-9 Scarp R36.jpg|thumb|250px|Załadunek pocisku R-36 do podziemnego silosu – widoczne dwa pierścienie silosu]]
R-36 o długości 31,7 metra i średnicy 3 metrów, zostały umieszczone w podziemnych silosach o głębokości 41,5 metra. Zewnętrzny pierścień silosu miał średnicę 8,3 metra, średnica zaś wewnętrznego pierścienia wynosiła 4,64 metra. W przeciwieństwie do silosów Szeksna-N pocisków [[R-16|R-16U]], wewnętrzny pierścień nie mógł być obracany, toteż układ naprowadzania obracał pocisk na wyznaczony azymut po opuszczeniu przez rakietę silosu. Tankowanie pocisków odbywało się po ich umieszczeniu w silosach, zaś wewnętrzne hermetyczne komory w zbiornikach paliwa utrzymywały stabilne właściwości jego składników. W takim stanie pocisk mógł być utrzymywany w gotowości do odpalenia przez pięć lat, następnie jednak przedłużono ten okres do 7,5 roku<ref name="Podwig-198" />.
R-36 o długości 31,7 metra i średnicy 3 metrów, zostały umieszczone w podziemnych silosach o głębokości 41,5 metra. Zewnętrzny pierścień silosu miał średnicę 8,3 metra, średnica zaś wewnętrznego pierścienia wynosiła 4,64 metra. W przeciwieństwie do silosów Szeksna-N pocisków [[R-16|R-16U]], wewnętrzny pierścień nie mógł być obracany, toteż układ naprowadzania obracał pocisk na wyznaczony azymut po opuszczeniu przez rakietę silosu. Tankowanie pocisków odbywało się po ich umieszczeniu w silosach, zaś wewnętrzne hermetyczne komory w zbiornikach paliwa utrzymywały stabilne właściwości jego składników. W takim stanie pocisk mógł być utrzymywany w gotowości do odpalenia przez pięć lat, następnie jednak przedłużono ten okres do 7,5 roku<ref name="Podwig-198" />.


Dla pocisku 8K67 opracowano dwa typy głowic, z których cięższa dysponowała mocą 10 [[Równoważnik trotylowy|megaton]]. Ta znana pod oznaczeniem 8F675 głowica, była najpotężniejszą głowicą wprowadzoną dotąd do służby przez Związek Radziecki<ref name="Podwig-198" />. Kombinacja mocy głowicy z dużą – jak na owe czasy – celnością, stworzyła system zdolny do zagrożenia silosom amerykańskich pocisków ICBM. Głowica lekka zapewniała eksplozję o mocy 5 megaton. Według źródeł zachodnich, głowice obu pocisków zapewniały eksplozję z mocą – odpowiednio – 18–25&nbsp;Mt i 12–18&nbsp;Mt<ref name=fas />.
Dla pocisku 8K67 opracowano dwa typy głowic, z których cięższa dysponowała mocą 10 [[Równoważnik trotylowy|megaton]]. Ta znana pod oznaczeniem 8F675 głowica, była najpotężniejszą głowicą wprowadzoną dotąd do służby przez Związek Radziecki<ref name="Podwig-198" />. Kombinacja mocy głowicy z dużą – jak na owe czasy – celnością, stworzyła system zdolny do zagrożenia silosom amerykańskich pocisków ICBM. Głowica lekka zapewniała eksplozję o mocy 5 megaton. Według źródeł zachodnich, głowice obu pocisków zapewniały eksplozję z mocą – odpowiednio – 18–25&nbsp;Mt i 12–18&nbsp;Mt<ref name=fas />. Biełous i inn. podają, że głowica pojedyncza mogła przenosić ładunek termojądrowy o mocy 18 lub 25&nbsp;Mt, a głowice typu MRV - 5 lub 10&nbsp;Mt{{r|oruzje}}


Wersja orbitalna pocisku (8K69), do rażenia z orbity szczątkowej, wyposażona została w orbitującą głowicę, która z kolei wyposażona była we własny układ naprowadzania oraz w silnik zapewniający stabilizację na orbicie i podczas wchodzenia w atmosferę<ref name="Podwig-198" />. Testy w locie pocisku R-36 były przeprowadzane na poligonie rakietowym [[Bajkonur]]. Pierwsze testy pocisku 8K67 rozpoczęły się 28 września 1963 roku i trwały do maja 1966 roku. Wersja orbitalna była testowana od grudnia 1965 do maja 1966 roku<ref name="Podwig-198" />.
Wersja orbitalna pocisku (8K69), do rażenia z orbity szczątkowej, wyposażona została w orbitującą głowicę, która z kolei wyposażona była we własny układ naprowadzania oraz w silnik zapewniający stabilizację na orbicie i podczas wchodzenia w atmosferę<ref name="Podwig-198" />. Testy w locie pocisku R-36 były przeprowadzane na poligonie rakietowym [[Bajkonur]]. Pierwsze testy pocisku 8K67 rozpoczęły się 28 września 1963 roku i trwały do maja 1966 roku. Wersja orbitalna była testowana od grudnia 1965 do maja 1966 roku<ref name="Podwig-198" />.
Linia 54: Linia 54:


== Służba operacyjna ==
== Służba operacyjna ==
[[Plik:SS-9.JPEG|thumb|250px|R-36 w wersji z głowicą lekką 5&nbsp;Mt podczas parady we wczesnych latach 60.]]
[[Plik:SS-9.JPEG|thumb|250px|R-36 w wersji z głowicą lekką 5&nbsp;Mt podczas parady w latach 60.]]
Pierwszy pułk rakietowy wyposażony w pociski R-36 (8K67) został postawiony w stan gotowości bojowej 5 listopada 1966 roku, jednak oficjalnie przyjęto ten pocisk do służby 21 lipca 1967 roku<ref name="Podwig-198" />. Pocisk orbitalny 8K69 został przyjęty oficjalnie 19 listopada 1968 roku, zaś dyżur bojowy rozpoczął 25 sierpnia 1969 roku<ref name="Podwig-198" />. W latach 1965–1973 w wyrzutniach zostało umieszczonych 268 pocisków R-36. Jednak od roku 1975 rozpoczął się proces zastępowania tych rakiet pociskami [[R-36M]]. Wszystkie pociski 8K67 zostały wycofane w 1978 roku. Pociski orbitalne 8K69 zostały wycofane ze służby w 1983 roku, w związku z postanowieniami traktatu [[Strategic Arms Limitation Treaty (II)|SALT II]], który zakazał tego rodzaju broni<ref name="Podwig-198" />.
Pierwszy pułk rakietowy wyposażony w pociski R-36 (8K67) został postawiony w stan gotowości bojowej 5 listopada 1966 roku, jednak oficjalnie przyjęto ten pocisk do służby 21 lipca 1967 roku<ref name="Podwig-198" />. Do 1972 roku włącznie przygotowano 288 silosów dla rakiet tego typu{{r|oruzje}}. W latach 1965–1973 w wyrzutniach zostało umieszczonych 268 pocisków R-36. Jednak od roku 1975 rozpoczął się proces zastępowania tych rakiet pociskami [[R-36M]]. Wszystkie pociski 8K67 zostały wycofane w 1978 roku<ref name="Podwig-198" />.

Pocisk orbitalny 8K69 został przyjęty oficjalnie 19 listopada 1968 roku, zaś dyżur bojowy rozpoczął 25 sierpnia 1969 roku<ref name="Podwig-198" />. W 1972 roku 18 silosów z tymi pociskami było rozmieszczonych na poligonie Bajkonur, który był jedynym ośrodkiem ich bazowania{{r|oruzje}}. Pociski orbitalne 8K69 zostały wycofane ze służby w 1983 roku, w związku z postanowieniami traktatu [[Strategic Arms Limitation Treaty (II)|SALT II]], który zakazał tego rodzaju broni<ref name="Podwig-198" />.


W Stanach Zjednoczonych pociski SS-9 postrzegane były jako przeznaczone w pierwszym rzędzie do ataku na amerykańskie centra kontroli silosów pocisków [[LGM-30F Minuteman II|Minuteman]]<ref name=fas />. 1000 silosów tych pocisków kontrolowanych było przez około 100 centrów kontroli, toteż wyeliminowanie tych ostatnich, oznaczać mogło wyłączenie pocisków z użytku. Sytuację tę zmieniła likwidacja połączeń między silosami oraz wprowadzenie zapasowych – powietrznych – centrów kontroli, toteż w celu unieszkodliwienia systemu Minuteman konieczne było użycie jednej głowicy na jeden silos. Spowodowało to konieczność wprowadzenia do użytku głowic niezależnie kierowanych, a w konsekwencji opracowania przez Związek Radziecki nowych rakiet zdolnych do przenoszenia głowic MIRV. Zadanie to miały pełnić nowe pociski [[R-36M]]<ref name=fas />.
W Stanach Zjednoczonych pociski SS-9 postrzegane były jako przeznaczone w pierwszym rzędzie do ataku na amerykańskie centra kontroli silosów pocisków [[LGM-30F Minuteman II|Minuteman]]<ref name=fas />. 1000 silosów tych pocisków kontrolowanych było przez około 100 centrów kontroli, toteż wyeliminowanie tych ostatnich, oznaczać mogło wyłączenie pocisków z użytku. Sytuację tę zmieniła likwidacja połączeń między silosami oraz wprowadzenie zapasowych – powietrznych – centrów kontroli, toteż w celu unieszkodliwienia systemu Minuteman konieczne było użycie jednej głowicy na jeden silos. Spowodowało to konieczność wprowadzenia do użytku głowic niezależnie kierowanych, a w konsekwencji opracowania przez Związek Radziecki nowych rakiet zdolnych do przenoszenia głowic MIRV. Zadanie to miały pełnić nowe pociski [[R-36M]]<ref name=fas />.


{{Przypisy|2}}
{{Przypisy|2|przypisy=
<ref name="oruzje">{{Cytuj książkę | autor = Белоус, М.Н. Бурдаев, В.П. Гагин, А.А. Грешилов, Н.Д. Егупов, Э.М. Кесватера, А.Ф. Кулаков, Д.В. Курбатов, В.М. Куценко, Ю.Л. Лукашенко, С.Н. Лютиков, В.В. Мальцев, А.В. Малютин, С.В. Мартинихин, В.А. Матвеев, В.С. Матлашов, А.М. Матущенко, Н.А. Никифоров, В.К. Панюхин, Ю.П. Порывкин, С.Г. Потехин, К.А. Пупков, С.Н. Самбуров, Н.В. Сидоров, Л.К. Соколовский, С.Н. Соловьев, А.И. Трофимов, Г.Ф. Утробин, В.А. Чобанян, И.С. Шальнов, А.И. Шмыгин | tytuł = Оружие ракетно-ядерного удара | wydawca = Издательство МГТУ им. Н.Э. Баумана | data = 2009 | strony = 281-283 | isbn = 978-5-7038-3250-9 | rozdział = Межконтинентальная баллистическая ракета Р-36}}</ref>
}}


== Bibliografia ==
== Bibliografia ==

Wersja z 05:10, 10 lut 2017

R-36
ilustracja
Państwo

 ZSRR

Producent

projekt: KB Jużnoje
produkcja: Jużmasz

Inne nazwy

8K67, SS-9 Mod 1/Mod 2, Scarp
8K69, SS-9 Mod 3, Scarp
8K67P, SS-9 Mod 4, Scarp

Typ

ICBM

Przeznaczenie

strategiczne

Wyrzutnia

silos (gorący start)

Status

wycofany ze służby

Lata służby

dyżur bojowy:
8K67: 5 listopada 1966
8K69: 25 sierpnia 1969
wejście do służby:
8K67: 21 lipca 1967
8K69: 19 listopada 1968
8K67P: 26 października 1970
wycofanie ze służby:
1978–1983

Długość

31,7 metra

Średnica

3 metry

Masa startowa

183,9 tony

Napęd

dwustopniowy

Paliwo

ciekłe:
1,1-dimetylohydrazyna
utleniacz: tetratlenek diazotu

Zasięg

8K67: 10 200 km
8K69: 40 000 km

Udźwig

3950–5825 kg

Naprowadzanie

autonomiczne bezwładnościowe

Celność

CEP: 1900 metrów
Maksymalny bład 5000 m

Głowica

8K67: pojedyncza lekka lub ciężka (10 Mt)
8K69: pojedyncza orbitująca
8K67P: 3 × 2–3 Mt MRV

R-36 (NATO: SS-9 Scarp) – radzieckie ciężkie dwustopniowe pociski balistyczne międzykontynentalnego zasięgu, przeznaczone do ataku na amerykańskie pola startowe pocisków ICBM. Konstrukcja pocisków zakładała możliwość pokonywania obrony antybalistycznej, toteż pociski 8K67 wyposażone były w głowice z ładunkiem termojądrowym o wielkiej mocy oraz penetration aids. W odmianie 8K69, pociski wyposażone były w głowicę dostarczaną na niską orbitę Ziemi (LEO), skąd metodą rażenia z orbity szczątkowej mogły razić cele z niechronionego kierunku. W odmianie 8K67P, pociski przenosiły po trzy głowice MRV.

Stacjonujące w podziemnych silosach pociski o długości 31,7 metra i całkowitej masie startowej 183,9 tony, napędzane były paliwem ciekłym, zaś ich dwa stopnie napędowe umożliwiały im atak na cele oddalone o 10 200 kilometrów, w odmianie zaś z głowicą orbitalną, zasięg skutecznego ataku wynosił 40 000 kilometrów.

Pierwsze pociski R-36 pełniły dyżur bojowy od 5 listopada 1966 roku, mimo że oficjalnie zostały wprowadzone do służby 21 lipca 1968 roku. Pociski wszystkich trzech odmian zostały wycofane ze służby w latach 1978–1983 i zastąpione przez nowsze pociski typu R-36M.

Rozwój

Ciężka (8K67) i orbitalna (8K69) odmiana pocisku R-36 powstały na podstawie dekretu rządowego „O Utworzeniu Międzykontynentalnych i Globalnych Pocisków Oraz Ciężkich Rakiet Nośnych”, wydanego 16 kwietnia 1962 roku[1]. Konstrukcja pocisków została powierzona biuru OKB-586 w Dniepropietrowsku na Ukrainie. Pierwsze testy w locie nowej konstrukcji 8K67 zostały zaplanowane na trzeci kwartał 1964 roku, zaś testy 8K69 trzeci kwartał roku następnego. Przy konstrukcji nowych pocisków wykorzystano doświadczenia z konstruowania i produkcji pocisku R-16[1].

Konstrukcja

Znany na zachodzie jako SS-9 Scarp R-36, został skonstruowany jako dwustopniowy pocisk na paliwo ciekłe, w którym jeden stopień spoczywa na drugim. Korpus wykonany był ze stopu aluminium AMG-6[2]. Ogólna konstrukcja pierwszego stopnia pocisku była podobna do zastosowanej w pierwszym stopniu R-16. Zastosowano jednak pewne ulepszenia – jednym z nich była wspólna przegroda między paliwem, a utleniaczem, co zredukowało pustą przestrzeń wewnątrz rakiety[1]. Zbiorniki paliwa utrzymywane były pod ciśnieniem dzięki gazom spalinowym podstawowych składników paliwa. System napędowy pierwszego stopnia składał się z trzech dwukomorowych silników RD-251 oraz silnika sterującego z czterema ruchomymi komorami[1][3]. System drugiego stopnia tworzyły: jeden silnik RD-252 o konstrukcji zbliżonej do silników pierwszego stopnia oraz czterokomorowy silnik sterujący na paliwo ciekłe[1][3]. Wszystkie silniki rakiety pracowały w obiegu otwartym. Silniki zasilane były paliwem w postaci 1,1-dimetylohydrazyny, której utleniaczem był tetratlenek diazotu, zapewniając ciąg pierwszego stopnia na poziomie morza 2364 kN, w próżni zaś 2643 kN[1]. Impuls właściwy silników: 2954 m/s (pierwszy stopień) oraz 3112,5 m/s (drugi stopień)[1]. Po separacji sekcji w trakcie lotu, głowica pocisku była wyhamowywana silnikami na paliwo stałe[1]. W pocisku o łącznej masie startowej 183,9 tony, całkowita masa paliwa wynosiła 166,2 tony. Układ silników rakietowych zapewniał pociskom throw-weight od 3950 do 5825 kilogramów[1]. Główne silniki rakiety produkowały zakłady OKB-456 pod kierownictwem W. Głuszki[4].

Początkowo pocisk miał być wyposażony w układ naprowadzania bezwładnościowego z korekcją radiową. W trakcie testów w locie stwierdzono jednak, że całkowicie autonomiczny system zapewnia wystarczający poziom celności, z maksymalnym błędem 5000 metrów[1], oraz CEP 1900 metrów[5], w związku z czym zrezygnowano z komendowego resetowania układu bezwładnościowego[6]. System naprowadzania dostarczały zakłady OKB-692[4].

Załadunek pocisku R-36 do podziemnego silosu – widoczne dwa pierścienie silosu

R-36 o długości 31,7 metra i średnicy 3 metrów, zostały umieszczone w podziemnych silosach o głębokości 41,5 metra. Zewnętrzny pierścień silosu miał średnicę 8,3 metra, średnica zaś wewnętrznego pierścienia wynosiła 4,64 metra. W przeciwieństwie do silosów Szeksna-N pocisków R-16U, wewnętrzny pierścień nie mógł być obracany, toteż układ naprowadzania obracał pocisk na wyznaczony azymut po opuszczeniu przez rakietę silosu. Tankowanie pocisków odbywało się po ich umieszczeniu w silosach, zaś wewnętrzne hermetyczne komory w zbiornikach paliwa utrzymywały stabilne właściwości jego składników. W takim stanie pocisk mógł być utrzymywany w gotowości do odpalenia przez pięć lat, następnie jednak przedłużono ten okres do 7,5 roku[6].

Dla pocisku 8K67 opracowano dwa typy głowic, z których cięższa dysponowała mocą 10 megaton. Ta znana pod oznaczeniem 8F675 głowica, była najpotężniejszą głowicą wprowadzoną dotąd do służby przez Związek Radziecki[6]. Kombinacja mocy głowicy z dużą – jak na owe czasy – celnością, stworzyła system zdolny do zagrożenia silosom amerykańskich pocisków ICBM. Głowica lekka zapewniała eksplozję o mocy 5 megaton. Według źródeł zachodnich, głowice obu pocisków zapewniały eksplozję z mocą – odpowiednio – 18–25 Mt i 12–18 Mt[5]. Biełous i inn. podają, że głowica pojedyncza mogła przenosić ładunek termojądrowy o mocy 18 lub 25 Mt, a głowice typu MRV - 5 lub 10 Mt[4]

Wersja orbitalna pocisku (8K69), do rażenia z orbity szczątkowej, wyposażona została w orbitującą głowicę, która z kolei wyposażona była we własny układ naprowadzania oraz w silnik zapewniający stabilizację na orbicie i podczas wchodzenia w atmosferę[6]. Testy w locie pocisku R-36 były przeprowadzane na poligonie rakietowym Bajkonur. Pierwsze testy pocisku 8K67 rozpoczęły się 28 września 1963 roku i trwały do maja 1966 roku. Wersja orbitalna była testowana od grudnia 1965 do maja 1966 roku[6].

Duży throw-weight pocisku (do 5,8 tony) umożliwił w późniejszym okresie jego wyposażenie w 3 głowice MRV, nie będące jeszcze głowicami niezależnie kierowanymi (MIRV)[6]. Realizacja tego projektu została rozpoczęta w listopadzie 1967 roku w OKB-586, którego nazwa została do tego czasu zmieniona na Biuro Konstrukcyjne Jużnoje. Testy w locie pocisku z trzema głowicami MRV oznaczonego jako 8K67P rozpoczęły się w sierpniu 1968 roku[6].

Z pocisku R-36 powstały dwie użytkowe rakiety kosmiczne: Cyklon-2 i Cyklon-3[2].

Służba operacyjna

R-36 w wersji z głowicą lekką 5 Mt podczas parady w latach 60.

Pierwszy pułk rakietowy wyposażony w pociski R-36 (8K67) został postawiony w stan gotowości bojowej 5 listopada 1966 roku, jednak oficjalnie przyjęto ten pocisk do służby 21 lipca 1967 roku[6]. Do 1972 roku włącznie przygotowano 288 silosów dla rakiet tego typu[4]. W latach 1965–1973 w wyrzutniach zostało umieszczonych 268 pocisków R-36. Jednak od roku 1975 rozpoczął się proces zastępowania tych rakiet pociskami R-36M. Wszystkie pociski 8K67 zostały wycofane w 1978 roku[6].

Pocisk orbitalny 8K69 został przyjęty oficjalnie 19 listopada 1968 roku, zaś dyżur bojowy rozpoczął 25 sierpnia 1969 roku[6]. W 1972 roku 18 silosów z tymi pociskami było rozmieszczonych na poligonie Bajkonur, który był jedynym ośrodkiem ich bazowania[4]. Pociski orbitalne 8K69 zostały wycofane ze służby w 1983 roku, w związku z postanowieniami traktatu SALT II, który zakazał tego rodzaju broni[6].

W Stanach Zjednoczonych pociski SS-9 postrzegane były jako przeznaczone w pierwszym rzędzie do ataku na amerykańskie centra kontroli silosów pocisków Minuteman[5]. 1000 silosów tych pocisków kontrolowanych było przez około 100 centrów kontroli, toteż wyeliminowanie tych ostatnich, oznaczać mogło wyłączenie pocisków z użytku. Sytuację tę zmieniła likwidacja połączeń między silosami oraz wprowadzenie zapasowych – powietrznych – centrów kontroli, toteż w celu unieszkodliwienia systemu Minuteman konieczne było użycie jednej głowicy na jeden silos. Spowodowało to konieczność wprowadzenia do użytku głowic niezależnie kierowanych, a w konsekwencji opracowania przez Związek Radziecki nowych rakiet zdolnych do przenoszenia głowic MIRV. Zadanie to miały pełnić nowe pociski R-36M[5].

  1. ↑ a b c d e f g h i j Podwig i in. 2004 ↓, s. 196–197
  2. ↑ a b Mark Wade, R-36 [online], Encyclopedia Astronautica [dostęp 2017-01-20] (ang.).
  3. ↑ a b R-36 [online], RussianSpaceWeb.com [dostęp 2017-01-19] (ang.).
  4. ↑ a b c d e Межконтинентальная баллистическая ракета Р-36. W: Белоус, М.Н. Бурдаев, В.П. Гагин, А.А. Грешилов, Н.Д. Егупов, Э.М. Кесватера, А.Ф. Кулаков, Д.В. Курбатов, В.М. Куценко, Ю.Л. Лукашенко, С.Н. Лютиков, В.В. Мальцев, А.В. Малютин, С.В. Мартинихин, В.А. Матвеев, В.С. Матлашов, А.М. Матущенко, Н.А. Никифоров, В.К. Панюхин, Ю.П. Порывкин, С.Г. Потехин, К.А. Пупков, С.Н. Самбуров, Н.В. Сидоров, Л.К. Соколовский, С.Н. Соловьев, А.И. Трофимов, Г.Ф. Утробин, В.А. Чобанян, И.С. Шальнов, А.И. Шмыгин: Оружие ракетно-ядерного удара. Издательство МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2009, s. 281-283. ISBN 978-5-7038-3250-9.
  5. ↑ a b c d R-36 / SS-9 Scarp [online], Federation of American Scientists [dostęp 2017-01-19] (ang.).
  6. ↑ a b c d e f g h i j k Podwig i in. 2004 ↓, s. 198–199
{{Przypisy}} Nieprawidłowe pola: przypisy.

Bibliografia

  • Pawel Podwig i inni, Russian Strategic Nuclear Forces, Massachusetts Institute of Technology Press, 2004, ISBN 0-262-16202-4.
Radzieckie i rosyjskie pociski balistyczne
ICBM
SLBM
IRBM
MRBM
SRBM
Radziecka i rosyjska triada nuklearna
Siły lądowe
Siły morskie
Pociski
Okręty
Siły powietrzne
Źródło: „https://pl.wikipedia.org/w/index.php?title=R-36&oldid=48485844”